Эти положения остаются справедливыми до тех пор, пока в какой-либо точке местная ско­рость не достигнет скорости зву­ка: пока, как принято говорить, не наступит волновой кризис. Чис­ло, соответствующее скорости набегающего потока, при которой местная скорость в какой-либо точке поверхности тела равна ско­рости звука, называется критиче­ским числом и обозначается. После возникновения волно­вого кризиса коэффициент лобо­вого сопротивления при дальнейшем увеличении числа интенсивно возрастает вследствие появления нового вида лобового сопротивления — волнового сопротивления. Коэффициент подъемной силы при неизменном угле атаки в этих условиях начинает резко убывать, в результате чего при числах, превышающих, аэродинамическое качество самолета значи­тельно ухудшается. Так как критическое число тем меньше, чем боль­ше разрежение на поверхности крыла, то при полете с большими значе­ниями из-за увеличения разрежения на верхней поверхности крыла кри­тическое число уменьшается, что усугубляет все явления, связанные со сжимаемостью воздуха.

При докритических числах основным источником лобового сопро­тивления является трение; при закритических числах (если числа не слишком велики) большая часть лобового сопротивления приходится на волновое сопротивление. П. П. Красилыциковым и А. А. Дородницыным разработан метод рас­чета коэффициента профильного сопротивления крыльев в области до-критических чисел, позволяющий достаточно точно определить кры­ла. Изложим здесь более простой прием расчета, который дает приемле­мую точность. Коэффициент трения плоской пластинки зависит от числа и от поло­жения точки перехода эта зависимость. В первом приближении для прямых (нестреловидных) крыльев точку перехода при усло­вии хорошей отделки по­верхности крыла можно считать совпадающей с абсциссой максимальной толщины профиля. Для стреловидных крыльев, по-видимому, правильнее принимать пограничный слой целиком турбулент­ным.